張 柁,張 園,何月洲

(1.中國飛機(jī)強(qiáng)度研究所 全尺寸飛機(jī)結(jié)構(gòu)靜力/疲勞實(shí)驗(yàn)室，陜西 西安 710065；2.西安長慶科技工程有限責(zé)任公司，陜西 西安 710021)

1 引 言

隨著航空技術(shù)的發(fā)展，飛機(jī)性能不斷提高，活動(dòng)翼面(如升降舵、方向舵、副翼)在操縱運(yùn)動(dòng)過程中是否卡滯或干擾，直接影響到飛機(jī)的操縱性能和飛行安全。中國民用航空規(guī)章第25部《運(yùn)輸類飛機(jī)適航標(biāo)準(zhǔn)》CCAR-25-R4中的“第25.683條 操作試驗(yàn)”明確要求，對(duì)操縱系統(tǒng)中受駕駛員作用力的部分施加規(guī)定的該系統(tǒng)限制載荷的80%，以及對(duì)操縱系統(tǒng)中受動(dòng)力載荷的部分施加正常運(yùn)行中預(yù)期的最大載荷時(shí)，系統(tǒng)不出現(xiàn)卡滯、過度摩擦和過度變形。

鑒于此，本文以水陸兩棲飛機(jī)升降舵操縱系統(tǒng)操作試驗(yàn)為研究對(duì)象，從試驗(yàn)支持、試驗(yàn)載荷處理、試驗(yàn)結(jié)果分析等方面對(duì)船尾著水試驗(yàn)進(jìn)行研究，并提出一套完整的試驗(yàn)方案。

2 試驗(yàn)支持

TA600飛機(jī)升降舵操縱系統(tǒng)操作試驗(yàn)采用全機(jī)試驗(yàn)支持，全機(jī)試驗(yàn)支持方式如圖1所示。

圖1 全機(jī)試驗(yàn)支持方式示意圖

全機(jī)試驗(yàn)支持定義如下：在前起落架、左右主起落架約束垂向位移，這3個(gè)約束點(diǎn)可提供垂向、俯仰和滾轉(zhuǎn)約束。在左、右主起落架航向各布置一點(diǎn)，可提供航向和偏航約束。在左主起落架布置側(cè)向約束，可提供側(cè)向約束。在此支持狀態(tài)下，飛機(jī)呈靜定約束，約束點(diǎn)設(shè)置詳見表1。

表1 約束點(diǎn)設(shè)置

3 試驗(yàn)載荷及施加方式

TA600飛機(jī)升降舵操縱系統(tǒng)操作試驗(yàn)在駕駛艙前推(后拉)駕駛桿，同時(shí)在升降舵施加載荷進(jìn)行。試驗(yàn)中，100%操作載荷對(duì)應(yīng)CCAR-25-R4中第25.683條款中對(duì)操縱系統(tǒng)中受駕駛員作用力的部分施加規(guī)定的該系統(tǒng)限制載荷的80%和對(duì)操縱系統(tǒng)中受動(dòng)力載荷的部分施加正常運(yùn)行中預(yù)期的最大載荷。施加方式如圖2所示，液壓作動(dòng)筒采用位控作動(dòng)筒。

圖2 駕駛艙加載示意圖

4 工程應(yīng)用

4.1 試驗(yàn)程序

TA600飛機(jī)升降舵操縱系統(tǒng)操作試驗(yàn)按照單點(diǎn)調(diào)試、預(yù)試、限制載荷靜力試驗(yàn)的步驟進(jìn)行，試驗(yàn)現(xiàn)場(chǎng)照片見圖3。

圖3 試驗(yàn)現(xiàn)場(chǎng)照片

4.1.1 單點(diǎn)調(diào)試

單點(diǎn)調(diào)試表明各加載點(diǎn)安裝正確無誤，各點(diǎn)油路、控制系統(tǒng)線路連接正確。經(jīng)過單點(diǎn)調(diào)試，各加載點(diǎn)跟隨性、穩(wěn)定性滿足試驗(yàn)加載要求。

4.1.2 預(yù)試

各崗位完成所負(fù)責(zé)的設(shè)備、儀器、儀表的檢查和維護(hù)并報(bào)告指揮后，進(jìn)行預(yù)試。預(yù)試載荷不超過40%極限載荷，每級(jí)載荷增量為5%。

預(yù)試過程中對(duì)加載設(shè)備運(yùn)行、設(shè)備控制參數(shù)、試驗(yàn)保護(hù)措施、采集設(shè)備運(yùn)行進(jìn)行檢查，確認(rèn)是否運(yùn)行正常，排除可能影響試驗(yàn)正常進(jìn)行的問題。一切正常后，逐級(jí)退載到不超過20%極限載荷，進(jìn)行應(yīng)急卸載。應(yīng)急卸載后，檢查應(yīng)急卸載裝置是否可靠，各加載點(diǎn)卸載是否正常。

4.1.3 制造符合性檢查

預(yù)試完成后進(jìn)行試驗(yàn)準(zhǔn)備狀態(tài)檢查/試驗(yàn)設(shè)施制造符合性預(yù)檢查，完成整改工作后，向適航審查代表提交試驗(yàn)設(shè)施制造符合性聲明，適航制造檢查代表進(jìn)行制造符合性檢查，制造符合性檢查通過并經(jīng)適航工程代表同意后，方可開始正式試驗(yàn)，試驗(yàn)前邀請(qǐng)適航工程代表/授權(quán)的委任代表目擊試驗(yàn)過程。

4.1.4 限制載荷靜力試驗(yàn)

限制載荷靜力試驗(yàn)按以下程序進(jìn)行：

a)接通飛機(jī)液壓源，駕駛桿及升降舵處于中立位置；

b)打開加載點(diǎn)油路，油泵壓力正常；

c)施加舵面40%操作載荷；

d)操縱駕駛桿20s前推125mm(后拉155mm)；

e)操縱駕駛桿20s后拉(前推)至中立位置；

f)重復(fù)d)、e)步驟2次；

g)施加舵面67%操作載荷；

h)操縱駕駛桿20s前推125mm(后拉155mm)；

i)操縱駕駛桿20s后拉(前推)至中立位置；

j)重復(fù)h)、i)步驟2次；

k)施加舵面100%操作載荷；

l)操縱駕駛桿20s前推125mm(后拉155mm)；

m)操縱駕駛桿20s后拉(前推)至中立位置；

n)重復(fù)l)、m)步驟2次；

o)卸掉舵面載荷，駕駛艙加載設(shè)備卸壓；

p)在試驗(yàn)過程中，逐級(jí)測(cè)量駕駛桿行程、操縱力和升降舵偏轉(zhuǎn)角度；

q)對(duì)試驗(yàn)件進(jìn)行檢查，并填寫試驗(yàn)件檢查記錄表。

4.2 試驗(yàn)結(jié)果

67%極限載荷試驗(yàn)結(jié)束后，機(jī)房對(duì)試驗(yàn)數(shù)據(jù)進(jìn)行了回收，根據(jù)各加載點(diǎn)命令值和反饋值，得到各加載點(diǎn)的加載百分比，各加載點(diǎn)的加載結(jié)果見表2。可以看出，力控加載點(diǎn)誤差不超過1%Pmax，滿足試驗(yàn)大綱和任務(wù)書要求，操縱力與正式試驗(yàn)操縱力對(duì)比表見表3。

表2 升降舵操縱系統(tǒng)操作試驗(yàn)加載結(jié)果

表3 升降舵人工應(yīng)急模態(tài)工況2空載操縱力與正式試驗(yàn)操縱力對(duì)比表

5 結(jié) 論

經(jīng)大型滅火/水上救援水陸兩棲飛機(jī)升降舵操縱系統(tǒng)操作試驗(yàn)的驗(yàn)證，水陸兩棲飛機(jī)升降舵操縱系統(tǒng)操作試驗(yàn)方法解決了試驗(yàn)中的技術(shù)難題，該方法是可行和有效的，保證了試驗(yàn)順利圓滿完成，提高了試驗(yàn)技術(shù)水平。